高超声速强预冷发动机热力循环研究进展

doi:10.7527/S1000-6893.2023.29343

综述

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高超声速强预冷发动机热力循环研究进展

王一帆¹, 邹正平¹^,²(), 陈懋章²^,³

^1.北京航空航天大学航空发动机研究院，北京 102206
^2.北京航空航天大学航空发动机气动热力国防科技重点实验室，北京 100191
^3.北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京 100191

收稿日期:2023-07-19 修回日期:2023-08-07 接受日期:2023-09-07 出版日期:2023-11-15 发布日期:2023-09-15
通讯作者: 邹正平 E-mail:zouzhengping@buaa.edu.cn
基金资助:
航空发动机气动热力国防科技重点实验室基金(2022-JCJQ-LB-062-0204)

Progress in thermodynamic cycle research of hypersonic precooled engine

Yifan WANG¹, Zhengping ZOU¹^,²(), Maozhang CHEN²^,³

^1.Research Institute of Aero?Engine，Beihang University，Beijing 102206，China
^2.National Key Laboratory of Science and Technology on Aero?Engine Aero?Thermodynamics，Beihang University，Beijing 100191，China
^3.School of Energy and Power Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China

Received:2023-07-19 Revised:2023-08-07 Accepted:2023-09-07 Online:2023-11-15 Published:2023-09-15
Contact: Zhengping ZOU E-mail:zouzhengping@buaa.edu.cn
Supported by:
Foundation of National Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Aero-Thermodynamics(2022-JCJQ-LB-062-0204)

摘要/Abstract

摘要：

先进动力系统是水平起降、可重复使用高超声速飞行器的核心支撑，其中，高超声速强预冷发动机是一种极具潜力的动力方案，近年来受到广泛关注。深入研究强预冷发动机的热力循环，掌握发动机热力循环工作特性对发动机的方案设计至关重要。本文对近年来国内外在高超声速强预冷发动机热力循环方面的研究进展进行了综述，主要包括发动机热力循环建模分析方法、性能分析手段、典型强预冷发动机热力循环方案研究等。其中，根据热力循环方案的显著差异，分别介绍了开式直接预冷循环及中间介质闭式预冷热力循环。已有研究表明，对于开式直接预冷循环，燃料类型是决定其性能的根本，提升燃料的热沉是提升发动机性能的重要途径。对于中间介质闭式预冷热力循环，发动机的比冲、单位推力等性能与闭式循环系统的复杂性存在一定的矛盾。整体来看，需继续开展高超声速强预冷发动机核心部件的研究，提炼更加准确的部件性能模型，完善部件尺寸、重量等估算模型，实现对于发动机比冲、单位推力、推重比等整机性能参数的准确评估，支撑高可行性的高超声速强预冷发动机热力方案设计。

关键词: 高超声速, 强预冷发动机, 组合动力, 热力循环构型, 控制规律

Abstract:

Advanced propulsion systems serve as the fundamental support for the horizontal takeoff and landing reusable hypersonic vehicles， amongst which hypersonic precooled engines have garnered significant attention in recent years due to its high potential. Therefore， it is crucial to conduct an in-depth investigation into the thermodynamic cycle of precooled engines and acquire a deep understanding of its working characteristics. This paper provides a comprehensive review of the domestic and overseas progress in the thermodynamic cycle of hypersonic precooled engines. The review encompasses various aspects， such as the modeling and analysis methods employed for engine thermodynamic cycle， the performance analysis methods， and the typical thermodynamic cycle schemes of precooled engines. Specifically， the open-loop direct precooled cycle and the closed-loop indirect precooled thermodynamic cycle with intermediate medium are introduced due to their marked differences. The research shows that for open-looped direct precooled cycle， fuel type is fundamental in determining its performance， and improving the heat sink of fuel is an important way to improve engine performance. As for closed-loop indirect precooled thermodynamic cycle with intermediate medium， there are some contradictions between the engine performance （specific impulse， specific thrust， etc.） and the complexity of closed cycle. Overall， it is necessary to continue the study on the key components of hypersonic precooled engines， refine more accurate component performance models， and improve component size， weight and other estimation models， in order to achieve accurate evaluation of engine specific impulse， specific thrust， thrust-to-weight ratio and other overall performance parameters， and then support the highly feasible thermodynamic scheme design of hypersonic precooled engines.

Key words: hypersonic, precooled engine, combined power, thermodynamic cycle layout, control law

中图分类号:

V231.9

王一帆, 邹正平, 陈懋章. 高超声速强预冷发动机热力循环研究进展[J]. 航空学报, 2023, 44(21): 529343-529343.

Yifan WANG, Zhengping ZOU, Maozhang CHEN. Progress in thermodynamic cycle research of hypersonic precooled engine[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(21): 529343-529343.

图/表 50

图 1

图 2

图 3

图 4

表 1

图 5

表 2

常用部件建模方法［53］

部件	“零维”控制方程
进气道（ $σ i t k$ 为总压恢复系数； $A i t k$ 为捕获面积； $ρ a m b$ 为大气密度； $v i n$ 为飞行速度）	$m ˙ o u t = m ˙ i n p o u t = p i n ⋅ σ i t k h o u t = h i n + 0.5 ⋅ v i n 2 t o u t = t (s i n, h o u t) A i t k = m ˙ i n / ρ a m b ⋅ v i n$
换热器（ $Q ˙ a c t$ 为实际换热量；下标 $h$ -热侧； $c$ -冷侧； $σ h x$ 为总压恢复系数； $η h x$ 为换热效能）	$m ˙ h, o u t = m ˙ h, i n m ˙ c, o u t = m ˙ c, i n p h, o u t = p h, i n ⋅ σ h x, h p c, o u t = p c, i n ⋅ σ h x, c Q ˙ a c t = (m ˙ ⋅ c p) m i n ⋅ (t h, i n - t c, i n) ⋅ η h x t h, o u t = t h h, i n - Q a c t / (m ˙ ⋅ c p) h, p h, o u t t c, o u t = t h c, i n + Q a c t / (m ˙ ⋅ c p) c, p c, o u t$
压气机（无引气）（ $π c$ 为压比； $η c, i s$ 为等熵效率）	$m ˙ o u t = m ˙ i n p o u t = p i n ⋅ π c h o u t = h (p o u t, s i n) - h i n / η c, i s + h i n t o u t = t (p o u t, h o u t)$
涡轮（无冷却）（ $π t$ 为膨胀比； $η t, i s$ 为等熵效率）	$m ˙ o u t = m ˙ i n p o u t = p i n / π t h o u t = h i n - η t, i s ⋅ h i n - h (p o u t, s i n) t o u t = t (p o u t, h o u t)$
燃烧室（下标f-燃料； $σ b$ 为总压恢复系数； $η b$ 为燃烧效率； $d f 0$ 为燃料等温焓差； $q f 0$ 为燃料低位热值）	$m ˙ o u t = m ˙ i n + m ˙ f p o u t = p i n ⋅ σ b f o u t = m ˙ i n ⋅ f i n / (1 + f i n) + m ˙ f / m ˙ i n / (1 + f i n) h f = h f 0 + Δ h f 0 = (d f 0 + q f 0 ⋅ η b) + c p, f ⋅ (t f - t f 0) t o u t = t (1 + f i n) ⋅ h i n + m ˙ f ⋅ (1 + f i n) / m ˙ i n ⋅ h f / (1 + f o u t), p o u t$
分流部件（两分流为例）（ $α s p$ 为分流比； $σ s p$ 为总压恢复系数）	$m ˙ o u t, 1 = m ˙ i n ⋅ α s p m ˙ o u t, 2 = m ˙ i n ⋅ (1 - α s p) p o u t, 1 = p o u t, 2 = p i n ⋅ σ s p t o u t, 1 = t o u t, 2 = t (p o u t, 1 / 2, h i n)$
汇流部件（两汇流为例）（ $σ c o n v$ 为总压恢复系数）	$m ˙ o u t = m ˙ i n, 1 + m ˙ i n, 2 p o u t = p i n, 1 / 2 ⋅ σ c o n v t o u t = t (m ˙ i n, 1 ⋅ h i n, 1 + m ˙ i n, 2 ⋅ h i n, 2) / m ˙ o u t, p o u t$
尾喷管（收扩临界为例，一般以冻结流动计算）（ $C F g$ 为推力系数）	$m ˙ o u t = m ˙ i n p o u t = p a m b t o u t = t (s i n, p o u t) v o u t, i s = 2 ⋅ h i n - h (s i n, p o u t) v o u t = v o u t, i s ⋅ C F g$
节流部件（ $A t h$ 为节流面积； $ρ t h$ 为节流处密度； $v t h$ 为节流处速度）	$m ˙ t h = A t h ⋅ ρ t h ⋅ v t h$

表 2

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表 3

图 11

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表 4

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图 36

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表 8

图 38

图 39

图 40

图 41

图 42

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压力/MPa	温度/K	当量比	BH-MCESP计算结果		CEA计算结果		密度误差/ %	定压比热误差/ %
压力/MPa	温度/K	当量比	密度/ （kg·m^-3）	定压比热/ （kJ·kg^-1·K^-1）	密度/ （kg·m^-3）	定压比热/ （kJ·kg^-1·K^-1）	密度误差/ %	定压比热误差/ %
1.0	1 000	0.4	3.25	1.26	3.25	1.26	0	-0.09
	2 000	0.4	1.63	1.42	1.63	1.42	0.01	-0.25
	1 000	0.8	3.05	1.39	3.05	1.38	0	-0.10
	2 000	0.8	1.53	1.59	1.53	1.59	0.01	-0.45
	1 000	1.2	2.79	1.52	2.79	1.52	0	-0.12
	2 000	1.2	1.39	1.76	1.39	1.75	0	-0.50

工质类型	氢	甲烷	乙醇	煤油	氦	氮	二氧化碳	水
热值/（MJ·kg^-1）	118.4	49.7	26.8	43.1
定压比热/（J·kg^-1·K^-1）	14 540	2 950	3 121	2 000	5 192	1 069	1 058	4 658
气体常数/（J·kg^-1·K^-1）	4 122	519	181	46	2 078	297	189	462
比热比	1.398	1.234	1.130		1.664	1.406	1.265	1.431
导热系数/（W·m^-1·K^-1）	0.223 5	0.068 3	0.148 2	0.150 0	0.221 9	0.039 4	0.034 0	0.642 7
动力黏度（μPa·s）	10.5	17.2	395.8	2 400	28.4	26.1	23.8	117.3
存储温度（K）	20	112	288	288	4	77	288	288
存储密度/（kg·m^-3）	71	415	729	820	124	806	802	997

发动机方案	研制国家	工作范围、性能及应用对象	典型技术特征
LACE	德国	1）吸气模态Ma=0~7、比冲800 s；火箭模态Ma≥7。 2）适用于SSTO飞行器。	1）采用液氢作为冷源。 2）将空气冷却至露点温度（81.7 K）以下，预冷器存在“夹点”问题，燃料消耗量大，导致比冲低。 3）吸气模态与火箭模态共用燃烧室和喷管。
RB545	英国	1）吸气模态Ma=0~5，火箭模态Ma≥5。 2）发动机起飞推力367 kN，海平面比冲2 000 s。 3）适用于单级入轨飞行器HOTOL。	1）采用液氢作为冷源；部分氢气驱动涡轮。 2）压气机入口温度冷却至高于露点温度，空气压气机压比约150。 3）预冷器面临氢脆及结冰问题。 4）吸气模态与火箭模态共用燃烧室和喷管。
ATRDC	俄罗斯	1）吸气模态Ma=0~6，火箭模态Ma≥6。 2）不带冲压通道，平均比冲2 500 s；在Ma≥2耦合冲压通道，平均比冲约4 000 s。 3）推重比18~20。	1）采用液氢冷却空气；部分氢气驱动涡轮。 2）液氢冷却当量比约2.0。 3）压气机入口温度98~112 K，空气压气机的压比20~40。 4）预冷器约占整机质量40%。 5）吸气式燃烧室和火箭燃烧室独立。
KLIN	美国	1）吸气模态Ma=0~6，火箭模态Ma≥6。 2）适用于SSTO或TSTO第1级。 3）比冲比氢氧火箭发动机最大可提高60%。 4）推重比33。	1）火箭和深度预冷涡喷发动机热力耦合。 2）在地面空气压气机入口常温空气被冷却至110 K，压气机压比约30；在Ma=6时被冷却至200~250 K。 3）喷注液氧防止预冷器结冰。

工况	工作模式	旁路燃烧室工作状态	预冷器工作状态
Ma=0/高度0 km	亚声速爬升/涡扇	开	关
Ma=0.9/高度5.9 km	亚声速巡航/涡扇	关	关
Ma=0.9/高度5.9 km	超声速加速/涡扇	开	关
Ma=2.5/高度16.3 km	超声速加速/涡扇	开	关
Ma=2.5/高度16.3 km	超声速加速/冲压+涡轮	开	关
Ma=3.1/高度19.3 km	超声速加速/冲压+预冷涡轮	开	开
Ma=5.0/高度25.4 km	超声速巡航/冲压+预冷涡轮	关	开

设计参数	数值
高度/km	25.8
马赫数	5.0
涵道比	0.40
氦/预冷涡轮通道空气流量比	0.21
氢燃料当量比	0.93
空气压气机C1压比	3.06
氦循环泵C2压比	4.50
氦涡轮T1膨胀比	3.46
氦循环涡轮T2膨胀比	1.24
单位推力/（kN·kg^-1·s）	0.87
比冲/s	3 282

高超声速强预冷发动机热力循环研究进展

Progress in thermodynamic cycle research of hypersonic precooled engine

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控制部分	控制部件	控制变量
空气主流路	可调进气道	流量系数
	可调喷管	可调喷管喉道面积
	预燃室燃料阀门	氦主涡轮口温度
	主燃烧室燃料阀门	主燃烧室当量比
	旁路燃烧室燃料阀门	旁路燃烧室当量比
闭式循环系统（容积控制法）	闭式循环系统氦填充量	闭式循环系统参考压力
闭式循环系统（旁通控制法）	氦循环泵/氦涡轮旁通阀	氦循环泵/氦涡轮分流比
氢流路	氢涡轮旁通阀	一般为循环轴转速

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